RU2449889C2 - Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата - Google Patents

Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2449889C2
RU2449889C2 RU2009103205/05A RU2009103205A RU2449889C2 RU 2449889 C2 RU2449889 C2 RU 2449889C2 RU 2009103205/05 A RU2009103205/05 A RU 2009103205/05A RU 2009103205 A RU2009103205 A RU 2009103205A RU 2449889 C2 RU2449889 C2 RU 2449889C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rod
molding
fiber
hollow profile
structural component
Prior art date
Application number
RU2009103205/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009103205A (ru
Inventor
Торбен ЯКОБ (DE)
Торбен ЯКОБ
Йоахим ПИПЕНБРОК (DE)
Йоахим ПИПЕНБРОК
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Оперейшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Publication of RU2009103205A publication Critical patent/RU2009103205A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2449889C2 publication Critical patent/RU2449889C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
    • B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
    • B29C33/485—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling cores or mandrels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/76—Cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • B29C70/443—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding and impregnating by vacuum or injection
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
    • B29C70/48—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs and impregnating the reinforcements in the closed mould, e.g. resin transfer moulding [RTM], e.g. by vacuum
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
    • B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала и к формовочному стержню для изготовления такого конструктивного компонента. Техническим результатом заявленной группы изобретений является обеспечение полного извлечения формовочного стержня, что позволяет снизить вес изготавливаемого конструктивного компонента. Технический результат достигается способом изготовления конструктивного компонента, который включает в себя ряд этапов. Сначала образуют формовочный стержень спиральной конструкции, определяющей его внешнюю геометрию. Причем при образовании формовочного стержня формируют из спирально намотанной проволоки полый профиль с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню, и снабжают его внешним покрытием для сглаживания ребристости и позиционной фиксации проволоки. При этом внешнее покрытие формовочного стержня представляет собой хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидную смолу с наполнителем или материал, аналогичный легкой шпатлевке. Далее укладывают армированную волокнами заготовку на образованный формовочный стержень для придания формы формуемой секции изготавливаемого конструктивного компонента. Затем обеспечивают воздействие тепла и/или давления на формуемую секцию с целью изготовления конструктивного компонента. 4 н. и 22 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, к формовочному стержню для изготовления такого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала и к конструктивному компоненту из армированного волокнами композиционного материала, включающему по меньшей мере один стрингер и изготовленному с помощью такого формовочного стержня и/или такого способа.
Несмотря на то, что данное изобретение может применяться для изготовления любых конструктивных компонентов из армированного волокнами композиционного материала, для лучшего понимания сути настоящего изобретения и лежащей в его основе проблемы более подробное объяснение дано по отношению к плоским (двумерным), усиленным стрингерами конструктивным компонентам из армированного углеродными волокнами пластика (CPR, carbon fibre reinforced plastic), например к панелям обшивки воздушного судна.
Уровень техники
Общеизвестно, что панели обшивки из CRP могут быть усилены стрингерами из CRP, что позволяет панелям обшивки выдерживать нагрузки, возникающие в воздушном судне, и обеспечивает минимально возможное увеличение веса. В этой связи в основном различают два типа стрингеров: Т-образные и Q-образные стрингеры.
Поперечное сечение Т-образных стрингеров состоит из основания и стенки. Основание образует поверхность для присоединения к панели обшивки. Панели обшивки, усиленные Т-образными стрингерами, получили широкое распространение в самолетостроении.
Профиль Ω-образных стрингеров напоминает шляпу, и края этого профиля присоединяются к панели обшивки. Ω-образные стрингеры в отвержденном состоянии могут быть приклеены на ту же уже отвержденную панель обшивки или могут быть отверждены одновременно с панелью, с использованием процесса «мокрым по мокрому». Последний вариант предпочтителен, поскольку он более удобен с точки зрения технических аспектов производства. Однако для того, чтобы осуществить процесс изготовления «мокрым по мокрому» панелей обшивки, усиленных Ω-образными стрингерами, необходимы поддерживающие стержни или формовочные стержни, которые позволяют придать пространственно нестабильным армированным волокнами заготовкам Ω-образный профиль и обеспечить им опору в процессе изготовления. Преимущество панелей обшивки с Ω-образными стрингерами по сравнению с Т-образными стрингерами заключается в их лучшей инфильтрационной способности на этапе нагнетания, когда в армированную волокнами заготовку вводится связующий материал, например эпоксидная смола. По сравнению с другими известными способами изготовления конструктивных компонентов из армированного волокнами композиционного материала, такими, например, как способ использования препрегов, способы нагнетания могут быть эффективными с точки зрения затрат, так как они позволяют использовать более дешевые армированные волокнами заготовки.
Однако при изготовлении Ω-образных стрингеров возникает проблема, которая заключается в том, что материал, используемый в настоящее время для поддерживающего или формовочного стержня, дорог и трудно извлекается после формирования Ω-образных стрингеров, в результате чего остающийся в стрингерах материал увеличивает полный вес воздушного судна.
Раскрытие изобретения
Ввиду изложенного задачей настоящего изобретения является обеспечение более эффективного с точки зрения затрат и более легкого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли.
Согласно изобретению эта задача решается при использовании способа, обладающего признаками пункта 1 формулы изобретения, формовочного стержня, обладающего признаками пункта 14 формулы изобретения и/или с помощью конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, обладающего признаками пункта 29 формулы изобретения.
Соответственно изобретение предусматривает способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности для авиакосмической отрасли, который состоит из следующих этапов: образование формовочного стержня спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня; по меньшей мере частичное укладывание по меньшей мере одной армированной волокнами заготовки на образованный формовочный стержень для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции изготавливаемого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала; и обеспечение воздействия тепла и/или давления на по меньшей мере одну формуемую секцию для изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала.
Кроме того, изобретение предусматривает формовочный стержень спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера на базовом конструктивном компоненте для использования в авиакосмической отрасли.
Кроме того, изобретение предусматривает конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала, имеющий по меньшей мере один стрингер, в частности, используемый в авиакосмической отрасли, который изготовлен с применением формовочного стержня согласно изобретению и/или способа согласно изобретению.
Таким образом, преимущество настоящего изобретения по сравнению с упомянутыми вначале подходами заключается в том, что конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала может быть изготовлен с помощью недорогого формовочного стержня. Вместо обычных дорогостоящих материалов, которые остаются в конструктивном компоненте, используется пригодный для многократного применения формовочный стержень спиральной конструкции, который легко извлекается из формы, благодаря чему обеспечивается снижение веса.
Зависимые пункты формулы изобретения характеризуют предпочтительные варианты осуществления и усовершенствования настоящего изобретения.
В предпочтительном варианте осуществления предусматривается, что при образовании формовочного стержня полый профиль, имеющий внешнюю геометрию формовочного стержня, снабжается прорезью, спирально проходящей по периферии указанного профиля, причем эта прорезь выполнена в стенке полого профиля и пронизывает стенку полого профиля полностью или за исключением по меньшей мере трех участков, расположенных так, что они распределены по периметру стенки полого профиля. Участки, неполностью пронизанные прорезью, служат в качестве заранее заданных точек разрыва при извлечении формовочного стержня из формы, а также для стабилизации полого профиля. Если полый профиль полностью пронизан прорезью, то для него предусматривается позиционная фиксация, например, посредством лакового покрытия, наносимого, например, в погружной ванне. Это может быть также осуществлено в случае использования полого профиля без прорези. Такой полый профиль легко изготовить из пластика с помощью инструмента для формования. Преимущество здесь заключается в том, что применение периферийной прорези позволяет легко извлечь полый профиль из формы, ухватив его за один конец и вытянув из формуемой секции, при этом ни один компонент стержня больше не остается в формуемой секции. По мере вытягивания полого профиля он разрушается по периферии в заранее заданных точках разрыва и под действием силы растяжения отделяется от оболочки стержня.
В альтернативном варианте осуществления изобретения формовочный стержень образуется путем спиральной намотки проволоки, предпочтительно стальной проволоки, следуя контуру формовочного стержня. Для сохранения формы и предотвращения распружинивания проволока может быть подвергнута термической обработке. Выгодным результатом является то, что проволока формовочного стержня сматывается при извлечении ее из формы и может быть использована повторно или переработана.
В данном случае спиральный формовочный стержень может быть снабжен внешним покрытием, таким как, например, хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидная смола с наполнителем, или материал, аналогичный легкой шпатлевке, для сглаживания ребристости металлической проволоки, в результате образуется гладкая поверхность, и обеспечиваются требуемые свойства для извлечения из формы. Для этой цели можно также дополнительно использовать оболочку стержня, например эластичную трубку, полностью окружающую формовочный стержень. Тем самым также обеспечиваются требуемые свойства для выгодного легкого извлечения из формы, без повреждения изготовленной формуемой секции во время извлечения.
Согласно еще одному предпочтительному примерному варианту осуществления изобретения в области переходов, которые должны иметь острые кромки, на внешней геометрии образуемого формовочного стержня внутри оболочки стержня расположены средства усиления. Эти средства усиления, в частности угловые профильные детали, повышают прочность кромок, упрощают процесс изготовления и улучшают качество конструктивного компонента.
На оболочку стержня предпочтительно наносится разделительный слой, который уменьшает прилипаемость отвержденного конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. Это облегчает извлечение оболочки стержня после извлечения формовочного стержня.
Армированные волокнами заготовки включают в себя такие изделия, как тканые или нетканые материалы и волокнистые маты. Их пропитывают связующим материалом, например эпоксидной смолой, и их отверждение происходит, например, с помощью автоклава.
Согласно еще одному предпочтительному варианту усовершенствования изобретения формовочный стержень располагается на базовом конструктивном компоненте, включающем армированные волокнами заготовки из композиционного материала, и/или по меньшей мере частично окружен армированными волокнами заготовками для изготовления по меньшей мере одной секции конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. В результате базовые детали, например панели обшивки, гермоднища и т.д., могут изготавливаться с Ω-образными стрингерами. В качестве альтернативы или в дополнение к этому можно также изготавливать отдельные конструктивные компоненты из армированного волокнами композиционного материала, форма которых полностью определяется формовочным стержнем.
Полый профиль может быть также с выгодой подвергнут воздействию пониженного внутреннего давления, вследствие чего можно использовать тонкостенные полые профили. При отверждении под давлением в печи или автоклаве это внутреннее давление выгодно соответствует технологическому давлению, то есть атмосферному давлению.
Краткое описание чертежей
Сущность изобретения более подробно объясняется ниже на примерах вариантов осуществления, схематически представленных на фигурах чертежей.
Фиг.1 схематически показывает изображение в перспективе первого примерного варианта осуществления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала в процессе изготовления способом по изобретению.
Фиг.2 схематически показывает вид в разрезе формовочного стержня для конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Фиг.3 схематически показывает изображение в перспективе первого примерного варианта соответствующего изобретению формовочного стержня для конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Фиг.4 схематически показывает изображение в перспективе второго примерного варианта соответствующего изобретению формовочного стержня для конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Фиг.5 схематически показывает изображение в перспективе изготовленного конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1 после извлечения формовочных стержней.
Если не указано иначе, одинаковые номера позиций на всех фигурах обозначают одинаковые компоненты или компоненты, выполняющие одинаковые функции.
Осуществление изобретения
Фиг.1 схематически показывает перспективное изображение первого примерного варианта осуществления конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала в процессе изготовления согласно способу по изобретению.
В этом примере использованы два формовочных стержня 4, хотя их количество не ограничено этим числом. Два формовочных стержня 4, изготовление которых объясняется ниже, имеют примерно трапецеидальное поперечное сечение, при этом их основание 5 опирается на базовый конструктивный компонент 2.
На формовочные стержни 4 укладываются армированные волокнами заготовки 3. При этом армированные волокнами заготовки 3 ложатся своей средней частью на внешнюю поверхность формовочных стержней 4, а своими краями - на базовый конструктивный компонент 2, например на обшивку воздушного судна. Как результат, образуются две формуемые секции 14 конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала.
Для изготовления компонента из армированного волокнами композиционного материала могут использоваться различные способы. Для введения связующего материала, то есть, например, эпоксидной смолы в армированные волокнами заготовки 31, 33а, 33b, предпочтительно выбирается так называемый процесс нагнетания. Однако в данном случае можно с равным успехом использовать способ препрегов.
На дальнейшем этапе базовый конструктивный компонент 2 вместе с формовочными стержнями 4 и армированными волокнами заготовками 3 под воздействием тепла и/или давления отверждается в печи или автоклаве в зависимости от используемого технологического процесса. В результате образуется законченный конструктивный компонент 1 из армированного волокнами композиционного материала. Здесь важно, чтобы материалы формовочного стержня надежно выдерживали воздействие технологической температуры и технологического давления.
Прежде всего изготовление формовочных стержней 4 описывается со ссылкой на фиг.2 и 4.
Фиг.2 схематически показывает вид в разрезе соответствующего изобретению формовочного стержня 4 для конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1 в поперечном сечении.
Формовочный стержень 4, конструкция которого подробно описана ниже, вставляется в форму 8, в которой поперечное сечение 6 стержня принимает нужные очертания, в данном случае напоминающие трапецию, например, под воздействием тепла и давления. В этом примере материал 7 стержня окружен оболочкой 9 стержня, которая полностью окружает формовочный стержень 4. С точки зрения температуры и давления эта оболочка пригодна для изготовления стержня и для его дальнейшего отверждения и обработки. Оболочка 9 стержня изготавливается из пластика, в частности полиамида и/или политетрафторэтилена. Ее внутренняя сторона 11 лежит непосредственно на формовочном стержне 4, а на ее внешнюю сторону 10 в данном примере нанесен разделительный слой (не показан), который также может содержать дополнительную оболочку. Разделительный слой используется для легкого отделения формовочного стержня 4 от формуемой секции 14 при извлечении из формы.
Для формирования угловых участков с острыми кромками в этом примере предусмотрены средства 13 усиления, которые изготавливаются отдельно и вставляются в формовочный стержень 4. Средства 13 усиления могут также располагаться снаружи оболочки 9 стержня.
Формовочный стержень 4 содержит первый или второй полый профиль 15, 16, по периферии которого спирально проходит прорезь 17, как показано на фиг.3 и 4. Для получения достаточной стабильности полого профиля 15, 16 с прорезью по периметру предусмотрены по меньшей мере три участка, не пронизанные прорезью, которые выполняют роль заранее заданных точек разрыва при извлечении полого профиля 15, 16 путем вытягивания. Эти заранее заданные точки разрыва могут быть созданы, например, таким образом, что при этом предусматриваются по меньшей мере три утолщенных по направлению внутрь участка стенки, распределенных по периметру. Тогда при постоянной глубине прорези, которая соответствует толщине остальной части стенки, на утолщенных участках остаются фиксирующие соединения.
В качестве альтернативы полый профиль 15, 16 может быть прорезан полностью, однако в этом случае необходима позиционная фиксация, например, с помощью подходящего лакового покрытия, которое наносится, например, в погружной ванне. В обоих случаях полый профиль 15, 16 состоит из достаточно жесткого и устойчивого к разрыву пластика. Обеспечиваемое этим преимущество заключается в том, что делается возможным полное извлечение профиля из формы.
В первом варианте осуществления изобретения полый профиль 15, изображенный на фиг.3, представляет собой тонкостенный профиль из пластика. При изготовлении формуемой секции 14 в целях придания устойчивости во внутреннее пространство полого профиля 15 через канал 7 стержня может быть подано внутреннее давление (давление окружающей среды; давление автоклава или атмосферное давление, в зависимости от используемого процесса отверждения) при помощи подходящего соединительного устройства (не показано). В результате возникающая разность давлений между внутренним пространством и вакуумом снаружи равна нулю, и поэтому больше не может деформировать полый профиль. Соответственно выполняется только функция задания формы. Соответственно то, что полый профиль 15 является тонкостенным, выгодно обеспечивает экономию материала. Для подачи в него внутреннего давления формовочный стержень 4 помещается в формуемой секции 14 (фиг.1) таким образом, что его концы выступают за пределы формуемой секции 14.
В альтернативном варианте осуществления изобретения полый профиль 15 выполняется из намотанной проволоки, предпочтительно из стальной проволоки. Для предотвращения распружинивания этого материала во время и/или после изготовления проволочную спираль подвергают соответствующей термической обработке, например мягкому отжигу или обработке в температурном диапазоне горячего формования с последующей закалкой. В то же время таким образом можно получить небольшие внутренние радиусы. При использовании проволоки толщиной, например, 1,5 мм неизбежно образуются наружные радиусы величиной по меньшей мере 0,8 мм, которые можно соответствующим образом заострить путем сглаживания контура и/или углового профиля.
На фиг.3 в нижних углах используются средства 13 усиления в виде подобных угловых профилей, например полосок из металла или пластика. Таким образом, при помощи средств 13 усиления, изготовленных с помощью отдельного оборудования, формовочный стержень 4 может быть обеспечен особенно правильными угловыми участками. На фиг.3 поперечные сечения угловых профилей показаны с большим увеличением. Они могут располагаться как снаружи оболочки 9 стержня (не показано на фиг.3), так и внутри нее (если, в отличие от изображения на фиг.3, общее поперечное сечение не имеет вогнутых участков, которые иначе перекрывались бы оболочкой).
Прорезь 17 или промежуточное пространство между витками или ребрами намотанной проволоки сглаживаются с помощью покрытия. Это покрытие предотвращает проступание волнистой поверхности проволочной намотки на формуемой секции 14. В то же время это покрытие осуществляет фиксацию полого профиля или проволочной спирали, предотвращая ее от скручивания и разматывания. Покрытие выполняется из хрупкого материала, который отслаивается и разрушается во время извлечения из формы, так что ничто не препятствует выполнению этой операции. Материал представляет собой, например, хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидную смолу с наполнителем или материал, аналогичный легкой шпатлевке.
На фиг.4 показан альтернативный вариант, в котором полый профиль 16 изготавливается из толстостенного пластика или проволоки прямоугольного сечения. В этом случае отпадает необходимость в сглаживании контура. Намотка в этом случае получается без перекручивания, образуя замкнутую внешнюю сторону 18 без ступенек или зазоров.
Полученный таким образом формуемый стержень 4 накладывается на базовый конструктивный компонент 2, как описано выше. Это состояние показано на фиг.1. После этого формовочный стержень 4 покрывается армированной волокнами заготовкой 3 для получения формуемой секции 14, как объяснялось выше.
Конструктивный компонент 1 из армированного волокнами композиционного материала, полученный после цикла отверждения (не рассматривается здесь подробно), изображен на фиг.5 в перспективном виде после извлечения формовочных стержней 4, при этом формуемые секции 14 выполняются в виде стрингеров 12.
Во время извлечения из формы наружный конец полого профиля 15, 16 с прорезью или конец намотанной проволоки легко зажимается и вытягивается из формуемой секции 14. Извлеченный материал может быть смотан и использован повторно или переработан. Затем аналогичным образом вытягивается оболочка 9 стержня. Выполнение этой операции выгодным образом значительно облегчается при использовании разделительного слоя. После этого конструктивный компонент 1 из армированного волокнами композиционного материала может быть подвергнут дельнейшей обработке или использован по назначению. В случае использования средств 13 усиления они вытягиваются в это же время аналогичным образом.
Остатки фиксирующего материала и/или сглаживающего контур покрытия извлекаются путем вытягивания оболочки 9 стержня.
Таким образом, предусмотрены способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, соответствующий формовочный стержень и соответствующий конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала, обеспечивающие значительное снижение материальных затрат по сравнению с известным уровнем техники, где предусмотрено, что материалы стержня остаются в конструктивном компоненте. Формовочный стержень может быть извлечен полностью, что позволяет снизить вес конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по сравнению с известным уровнем техники.
Изобретение не ограничивается проиллюстрированным на фигурах частным способом изготовления конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала для авиакосмической отрасли.
Например идея настоящего изобретения может также быть применена к конструктивным компонентам из армированного волокнами композиционного материала в области спортивного оборудования или в области мотоспорта.
Более того, геометрия формовочного стержня может быть изменена различными путями.
Кроме того, можно использовать несколько формовочных стержней, образуя один сформованный стержень, вокруг которого располагаются армированные волокнами заготовки. В этом случае задача заключается в том, чтобы при помощи нескольких формовочных стержней обеспечить более сложную геометрию. Это позволяет изготавливать более сложные конструктивные компоненты из армированного волокнами композиционного материала.
Нанесение покрытия для сглаживания контура может производиться автоматически, близко к окончательному контуру, в установке, аналогичной той, которая известна как пресс для получения одноосно ориентированного волокнистого пластика, через которую протягивают полый профиль или намотанную проволоку. Таким образом, может быть заполнен радиус изгиба проволоки.
В качестве полого профиля может быть также использован толстостенный спиральный профиль, например, из эластомера.
Список обозначений:
1 Конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала
2 Базовый компонент
3 Армированная волокнами заготовка
4 Формовочный стержень
5 Основание формовочного стержня
6 Поперечное сечение формовочного стержня
7 Канал стержня
8 Инструмент для формования (форма)
9 Оболочка стержня
10 Внешняя сторона оболочки стержня
11 Внутренняя сторона оболочки стержня
12 Стрингер
13 Средства усиления
14 Формуемая секция
15 Первый полый профиль
16 Второй полый профиль
17 Прорезь
18 Внешняя сторона.

Claims (26)

1. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы:
образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) формируют из спирально намотанной проволоки полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и формовочный стержень (4) снабжают внешним покрытием для сглаживания ребристости и для позиционной фиксации проволоки, причем внешнее покрытие формовочного стержня (4) представляет собой хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидную смолу с наполнителем или материал, аналогичный легкой шпатлевке;
- по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала; и
- обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14), с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что проволока представляет собой стальную проволоку.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что при намотке формовочного стержня (4) осуществляют термическую обработку проволоки для предотвращения распружинивания.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что при образовании формовочного стержня (4) в области переходов, которые должны иметь острые кромки, на внешней геометрии образуемого формовочного стержня (4) расположены средства усиления.
5. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы:
- образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) образуют полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, и обеспечивают позиционную фиксацию для полого профиля (15, 16) с прорезью;
- по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала; и
- обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14), с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, причем при образовании формовочного стержня (4) в области переходов, которые должны иметь острые кромки, на внешней геометрии образуемого формовочного стержня (4) расположены средства усиления.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что позиционная фиксация получена с помощью прорези (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, пронизывая стенку полого профиля (15, 16) за исключением по меньшей мере трех участков, расположенных так, что они распределены по периметру стенки полого профиля (15, 16).
7. Способ по п.5, отличающийся тем, что прорезь (17), предусмотренная в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящая по периферии указанного профиля, полностью пронизывает стенку полого профиля (15, 16), а с целью позиционной фиксации, полый профиль (15, 16) с прорезью снабжен покрытием, например лаковым покрытием, наносимым, например, в погружной ванне.
8. Способ по любому из пп.5-7, отличающийся тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, например, посредством лакового покрытия, наносимого, например, в погружной ванне.
9. Способ по п.1 или 5, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) снабжают оболочкой (9) стержня, в частности эластичной трубкой, которая полностью окружает формовочный стержень (4).
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что на оболочку (9) стержня формовочного стержня (4) наносят разделительный слой, который уменьшает прилипаемость армированной волокнами заготовки и/или связующего материала к оболочке (9) стержня.
11. Способ по п.9, отличающийся тем, что при по меньшей мере частичном укладывании по меньшей мере одной армированной волокнами заготовки (3) формовочный стержень (4) располагают на базовом конструктивном компоненте (2), включающем армированные волокнами заготовки из композиционного материала, и/или по меньшей мере частично окружают армированными волокнами заготовками (3) для изготовления по меньшей мере одной формуемой секции (14) конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, причем внутренняя часть формовочного стержня (4) находится под внутренним давлением, которое может быть зафиксировано, а концы оболочки (9) стержня формовочного стержня (4) расположены за пределами формуемой секции (14).
12. Способ по п.1 или 5, отличающийся тем, что в по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) с формовочным стержнем (4) вводят связующий материал, и затем по меньшей мере частично отверждают под воздействием давления и/или тепла.
13. Способ по п.1 или 5, отличающийся тем, что способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала представляет собой ручное ламинирование, способ использования препрегов, литьевое прессование и/или вакуумное нагнетание.
14. Способ по п.1 или 5, отличающийся тем, что после воздействия тепла и/или давления на изготавливаемый конструктивный компонент (1) из армированного волокнами композиционного материала извлечение сформованного стержня (4) осуществляют путем вытягивания одного или обоих концов спиральной конструкции и, как вариант, ее свертывания.
15. Формовочный стержень (4) спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (12), на базовом конструктивном компоненте (2) в авиакосмической отрасли, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) представляет собой полый профиль (15, 16), внешняя геометрия которого соответствует формовочному стержню (4), с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля; а также тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, при этом в формовочном стержне (4) на его внешней геометрии в области переходов, которые должны иметь острые кромки, размещены средства (13) усиления.
16. Формовочный стержень по п.15, отличающийся тем, что средства (13) усиления выполнены в виде угловых профильных деталей из металла и/или пластика.
17. Формовочный стержень по п.15, отличающийся тем, что полый профиль (15) имеет тонкую стенку из пластика.
18. Формовочный стержень по п.15, отличающийся тем, что представляет собой полый профиль (16), например толстостенный спиральный профиль из эластомера.
19. Формовочный стержень (4) спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (12), на базовом конструктивном компоненте (2) в авиакосмической отрасли, отличающийся тем, что представляет собой спирально намотанную проволоку в виде полого профиля с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), при этом формовочный стержень (4) снабжен внешним покрытием, причем внешнее покрытие формовочного стержня (4) представляет собой хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидную смолу с наполнителем или материал, аналогичный легкой шпатлевке для сглаживания ребристости и позиционной фиксации проволоки.
20. Формовочный стержень по п.19, отличающийся тем, что проволока имеет прямоугольное поперечное сечение.
21. Формовочный стержень (4) по п.19 или 20, отличающийся тем, что в указанном стержне на его внешней геометрии в области переходов, которые должны иметь острые кромки, размещены средства (13) усиления.
22. Формовочный стержень по п.21, отличающийся тем, что средства (13) усиления выполнены в виде угловых профильных деталей из металла и/или пластика.
23. Формовочный стержень по п.16 или 19, отличающийся тем, что снабжен оболочкой (9) стержня, например эластичной трубкой, окружающей формовочный стержень.
24. Формовочный стержень по п.23, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня имеет разделительный слой, например в виде дополнительной оболочки, который образует внешнюю поверхность формовочного стержня (4).
25. Формовочный стержень по п.24, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня выполнена из пластика, в частности полиамида и/или политетрафторэтилена.
26. Формовочный стержень (4) по п.15 или 19, отличающийся тем, что имеет Ω-образную, трапецеидальную, треугольную, кольцевую и/или волнистую форму.
RU2009103205/05A 2006-07-06 2007-07-04 Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата RU2449889C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US81877706P 2006-07-06 2006-07-06
DE102006031326A DE102006031326B4 (de) 2006-07-06 2006-07-06 Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031326.7 2006-07-06
US60/818,777 2006-07-06

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009103205A RU2009103205A (ru) 2010-08-20
RU2449889C2 true RU2449889C2 (ru) 2012-05-10

Family

ID=38806033

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009103205/05A RU2449889C2 (ru) 2006-07-06 2007-07-04 Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20100007044A1 (ru)
EP (1) EP2040896B1 (ru)
JP (1) JP2009542492A (ru)
CN (1) CN101484289B (ru)
BR (1) BRPI0713997A2 (ru)
CA (1) CA2655909A1 (ru)
DE (1) DE102006031326B4 (ru)
RU (1) RU2449889C2 (ru)
WO (1) WO2008003721A1 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006031335B4 (de) * 2006-07-06 2011-01-27 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031336B4 (de) * 2006-07-06 2010-08-05 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt
DE102006031334A1 (de) * 2006-07-06 2008-01-10 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031325B4 (de) 2006-07-06 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031323B4 (de) * 2006-07-06 2010-07-15 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
FR2928577B1 (fr) * 2008-03-14 2011-11-25 Airbus France Procede de realisation d'un raidisseur evide en forme de omega et noyau pour la realisation d'un raidisseur evide en forme de omega
US7996418B2 (en) * 2008-04-30 2011-08-09 Microsoft Corporation Suggesting long-tail tags
US9238335B2 (en) 2008-07-10 2016-01-19 The Boeing Company Mandrel for autoclave curing applications
US9327467B2 (en) 2008-07-10 2016-05-03 The Boeing Company Composite mandrel for autoclave curing applications
DE102009002697B4 (de) * 2009-04-28 2014-02-27 Airbus Operations Gmbh Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102009027049B4 (de) 2009-06-19 2011-09-15 Cotesa Gmbh Verfahren zur Integration hohlraumbildender Strukturen in Faserverbundschalen
CN102019592B (zh) * 2009-09-10 2012-07-04 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种大尺寸复合材料加筋壁板成形的定位装置
DE102009029575B4 (de) * 2009-09-18 2011-06-22 Airbus Operations GmbH, 21129 Verfahren zur Versteifung eines Faserverbundbauteils und Anordnung zur Herstellung eines versteiften Faserverbundteils
FR2952581B1 (fr) * 2009-11-18 2012-01-06 Daher Aerospace Panneau en materiau composite
EP2327525B1 (en) * 2009-11-27 2014-05-14 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Mold core for fabricating a part out of composite material
CN101791821B (zh) * 2010-04-08 2011-09-14 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种大尺寸复合材料长桁的成形装置
FR2978695B1 (fr) * 2011-08-01 2013-08-23 Messier Bugatti Dowty Procede de fabrication d'une piece structurale generalement triangulaire en materiau composite
US9931807B2 (en) 2011-08-08 2018-04-03 The Boeing Company Flexible compactor with reinforcing spine
US8997642B2 (en) 2011-08-08 2015-04-07 The Boeing Company Method for transporting, placing and compacting composite stiffeners
US8869361B2 (en) * 2011-12-21 2014-10-28 GKN Aerospace Services Structures, Corp. Method and apparatus for applying a compaction pressure to a fabric preform during wrapping
CN102529113B (zh) * 2011-12-27 2014-04-09 成都飞机工业（集团）有限责任公司 复合材料构件转角间隙的填充方法
US9333713B2 (en) 2012-10-04 2016-05-10 The Boeing Company Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave
DE102012109737A1 (de) * 2012-10-12 2014-04-17 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Elastomerzwickel
US9272767B2 (en) 2013-04-19 2016-03-01 The Boeing Company Compacting uncured composite members on contoured mandrel surfaces
CZ305414B6 (cs) * 2013-11-22 2015-09-09 Vysoká škola technická a ekonomická v Českých Budějovicích Způsob výroby velkoplošných žebrovaných kompozitních panelů a/nebo profilových desek
US9827710B2 (en) * 2014-02-04 2017-11-28 The Boeing Company Radius filler and method of manufacturing same
FR3018719B1 (fr) * 2014-03-24 2016-04-29 Airbus Operations Sas Procede de consolidation d'elements en materiau composite pour former une piece en materiau composite comprenant une cavite debouchante et noyau utilise pour la mise en oeuvre dudit procede
US20160078128A1 (en) * 2014-09-12 2016-03-17 General Electric Company Systems and methods for semantically-informed querying of time series data stores
US10399283B2 (en) 2015-10-06 2019-09-03 The Boeing Company Method and device for producing contoured composite laminate stiffeners with reduced wrinkling
CN106313378B (zh) * 2016-10-11 2018-07-24 中国航空工业集团公司基础技术研究院 一种纤维增强“帽”型筋条成型软模制备及使用方法
CN110757830B (zh) * 2018-07-26 2022-07-26 中国商用飞机有限责任公司 一种帽型长桁的热隔膜成型方法
CN109555860A (zh) * 2018-11-23 2019-04-02 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种全复合材料二次胶接机翼油箱密封方法
CN112125673B (zh) * 2020-09-17 2022-08-09 中航复合材料有限责任公司 一种基于先驱体浸渍裂解工艺制备直角形长桁的方法
CN118804828A (zh) * 2022-02-08 2024-10-18 Lm风力发电公司 用于制造用于风力涡轮机叶片的预制件的方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4503105A (en) * 1983-02-04 1985-03-05 Minnesota Mining And Manufacturing Company Plastic core for an elastically shrinkable tubular cover
DE3911312C1 (en) * 1989-04-07 1990-04-19 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De Mould core (former) for winding a fibre-reinforced body of plastic
DE4224526A1 (de) * 1992-07-24 1994-01-27 Siemens Ag Kaltschrumpf-Schlauch
RU2080750C1 (ru) * 1986-09-15 1997-05-27 Композитек, Лтд. Армированные слоистые пластиковые материалы, применяемые при производстве печатных плат, способ получения таких слоистых материалов и получаемые изделия
WO2005105402A1 (en) * 2004-04-20 2005-11-10 The Boeing Company Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method
EP1762355A1 (en) * 2005-09-09 2007-03-14 Saab Ab Use of a helical tool and a method for producing a surface member comprising at least one stiffening member

Family Cites Families (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2244107A (en) * 1937-10-15 1941-06-03 Hayes Econocrete Corp Of Ameri Collapsible core
US3143306A (en) * 1960-08-12 1964-08-04 Preload Corp Panel making apparatus
US3279741A (en) * 1965-07-19 1966-10-18 Long Construction Co Expandable core-former
US3279739A (en) * 1965-07-19 1966-10-18 Long Construction Co Expandable core-former
US3551237A (en) * 1967-04-18 1970-12-29 Aerojet General Co Method of preparing filament-wound open beam structures
CH468726A (it) * 1967-11-02 1969-02-15 Eigenmann Ludwig Procedimento per la produzione di contenitori tessili tubolari ed apparecchiatura per l'attuazione del procedimento
US3629030A (en) * 1968-06-12 1971-12-21 Alvin G Ash Method for forming a mandrel and fabricating a duct thereabout
US3754717A (en) * 1971-07-12 1973-08-28 Dana Corp Collapsible mandrel
US3795559A (en) * 1971-10-01 1974-03-05 Boeing Co Aircraft fluted core radome and method for making the same
US3995081A (en) * 1974-10-07 1976-11-30 General Dynamics Corporation Composite structural beams and method
US4094688A (en) * 1975-08-21 1978-06-13 Wolf Franz Josef Method and molding core for making a flexible hollow molded body which is open on a number of sides
DE2609006B2 (de) * 1976-03-04 1979-10-31 Helios Apparatebau Kg, Mueller & Co, 7220 Schwenningen Aus faserverstärktem Kunststoff gegossener, hohler Ventilatorflügel
US4155970A (en) * 1977-11-04 1979-05-22 Mcdonnell Douglas Corporation Method for making a hollow composite using a destructible core
DE2757473A1 (de) * 1977-12-22 1979-07-05 Bayer Ag Verfahren zum entformen eines auf einem kern aufgebauten kunststoff-formteils
GB2067455A (en) * 1979-02-20 1981-07-30 Rolls Royce Composite structure
US4520988A (en) * 1984-04-23 1985-06-04 Harsco Corporation Concrete core-wall form and stripping assembly therefor
DE3421364A1 (de) * 1984-06-08 1985-12-12 Bayer Ag, 5090 Leverkusen Verfahren und vorrichtung zum kontinuierlichen herstellen von laenglichen hohlkoerpern, insbesondere von schlaeuchen, rohren oder innenlinern fuer solche, aus einem fluessigen material, wie reaktionsgemisch oder schmelze
DE3428282C1 (de) * 1984-08-01 1986-01-16 Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5300 Bonn Entfernbarer Kern zur Herstellung rohrfoermiger Strukturen aus Faserverbundwerkstoffen
AU5557386A (en) 1985-04-04 1987-01-22 May And Baker Ltd. Dialkyl 2-(substituted anilino) fumarates
DE3715915A1 (de) * 1987-05-13 1988-12-08 Minnesota Mining & Mfg Stuetzwendel fuer einen radial gedehnten huelsenkoerper
US5045251A (en) * 1987-06-15 1991-09-03 Ford Motor Company Method of resin transfer molding a composite article
US5041315A (en) * 1989-05-15 1991-08-20 Zircoa Inc. Flexible ceramic member and method of production thereof
US5176864A (en) * 1989-06-12 1993-01-05 Aluminum Company Of America Lost wax process utilizing a high temperature wax-based material
DE4025011A1 (de) * 1990-08-07 1992-02-13 Werner Dipl Ing Jacob Kugelfuehrung
JPH0767704B2 (ja) * 1991-02-21 1995-07-26 川崎重工業株式会社 中空複合部材の製造方法
US5262121A (en) * 1991-12-18 1993-11-16 Goodno Kenneth T Method of making and using flexible mandrel
US5387098A (en) * 1992-04-23 1995-02-07 The Boeing Company Flexible reusable mandrels
US5354195A (en) * 1992-12-23 1994-10-11 United Technologies Corporation Composite molding apparatus for high pressure co-cure molding of lightweight honeycomb core composite articles having ramped surfaces utilizing low density, stabilized ramped honeycomb cores
US5505492A (en) * 1994-02-09 1996-04-09 Radius Engineering, Inc. Composite pole and manufacturing process for composite poles of varying non-circular cross-sections and curved center lines
JP2951561B2 (ja) * 1995-01-27 1999-09-20 太陽誘電株式会社 電子機器用コイル部品
JP2640338B2 (ja) * 1995-02-02 1997-08-13 富士夫 坂本 成型金型および成型方法
IT1275976B1 (it) * 1995-03-27 1997-10-24 Pirelli Cavi S P A Ora Pirelli Supporto per un manicotto elastico
US6013125A (en) * 1995-09-13 2000-01-11 Quraishi; Mashallah M. Investment of powders and method for rapid preparation of investment molds
JP2969074B2 (ja) * 1996-03-06 1999-11-02 株式会社チップトン 管体の製造方法
US5931830A (en) * 1995-12-07 1999-08-03 Sarcos L.C. Hollow coil guide wire apparatus for catheters
US5989481A (en) * 1996-06-18 1999-11-23 You; Daniel H. Golf club shaft manufacturing process
US6692681B1 (en) * 1997-01-29 2004-02-17 Raytheon Aircraft Company Method and apparatus for manufacturing composite structures
US6340509B1 (en) * 1997-04-23 2002-01-22 Radius Engineering, Inc. Composite bicycle frame and method of construction thereof
US6458309B1 (en) * 1998-06-01 2002-10-01 Rohr, Inc. Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel
US6889937B2 (en) * 1999-11-18 2005-05-10 Rocky Mountain Composites, Inc. Single piece co-cure composite wing
DE60018455T3 (de) * 1999-12-07 2009-02-19 The Boeing Company, Seattle Doppelfolien vakuuminjektionsverfahren zur herstellung eines verbundwerkstoffes und damit hergestellter verbundwerkstoff
WO2001062495A2 (en) * 2000-02-25 2001-08-30 The Boeing Company Laminated composite radius filler
EP1190828A1 (en) * 2000-09-26 2002-03-27 Recticel Method and mould for manufacturing polyurethane articles
DE50006004D1 (de) * 2000-10-04 2004-05-13 Alcan Tech & Man Ag Verfahren zur Herstellung von Bauteilen aus Faserverbundkunststoffen
AU2002216657A1 (en) * 2000-11-15 2002-05-27 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. One-piece closed-shape structure and method of forming same
US6638466B1 (en) * 2000-12-28 2003-10-28 Raytheon Aircraft Company Methods of manufacturing separable structures
JP4721251B2 (ja) * 2001-09-03 2011-07-13 富士重工業株式会社 複合材補強板の製造方法
US7344670B2 (en) * 2002-03-28 2008-03-18 Build A Mold Limited Lost core plastic molding process for transferring, positioning and molding inserts into a plastic part
US7559332B2 (en) * 2002-07-02 2009-07-14 Toyota Motor Sales U.S.A., Inc. Media removal apparatus and methods of removing media
US7217380B2 (en) * 2002-07-22 2007-05-15 Toyota Motor Sales, Usa, Inc. Vibration apparatus and methods of vibration
US7204951B2 (en) * 2002-07-30 2007-04-17 Rocky Mountain Composites, Inc. Method of assembling a single piece co-cured structure
US7101453B2 (en) * 2002-09-04 2006-09-05 Toyota Motor Sales U.S.A., Inc. Pre-filled contained media volumes and methods of media filling using pre-filled contained media volumes
US7294220B2 (en) * 2003-10-16 2007-11-13 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material
US7531058B2 (en) * 2005-02-24 2009-05-12 The Boeing Company Reinforced rampdown for composite structural member and method for same
US7824171B2 (en) * 2005-10-31 2010-11-02 The Boeing Company Corner-consolidating inflatable apparatus and method for manufacturing composite structures
US7633040B2 (en) * 2005-11-14 2009-12-15 The Boeing Company Bulk resin infusion system apparatus and method
DE102006031336B4 (de) * 2006-07-06 2010-08-05 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt
DE102006031335B4 (de) * 2006-07-06 2011-01-27 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031323B4 (de) * 2006-07-06 2010-07-15 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031325B4 (de) * 2006-07-06 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102009023835B4 (de) * 2009-06-04 2011-02-10 Schmitz-Werke Gmbh + Co Kg Befestigungs-Vorrichtung

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4503105A (en) * 1983-02-04 1985-03-05 Minnesota Mining And Manufacturing Company Plastic core for an elastically shrinkable tubular cover
RU2080750C1 (ru) * 1986-09-15 1997-05-27 Композитек, Лтд. Армированные слоистые пластиковые материалы, применяемые при производстве печатных плат, способ получения таких слоистых материалов и получаемые изделия
DE3911312C1 (en) * 1989-04-07 1990-04-19 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De Mould core (former) for winding a fibre-reinforced body of plastic
DE4224526A1 (de) * 1992-07-24 1994-01-27 Siemens Ag Kaltschrumpf-Schlauch
WO2005105402A1 (en) * 2004-04-20 2005-11-10 The Boeing Company Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method
EP1762355A1 (en) * 2005-09-09 2007-03-14 Saab Ab Use of a helical tool and a method for producing a surface member comprising at least one stiffening member

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
СПРАВОЧНИК ПО КЛЕЯМ. - Л.: ХИМИЯ, 1980, с.80-81. *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2008003721A1 (en) 2008-01-10
US20100007044A1 (en) 2010-01-14
RU2009103205A (ru) 2010-08-20
CN101484289A (zh) 2009-07-15
DE102006031326A1 (de) 2008-01-10
EP2040896B1 (en) 2014-09-03
EP2040896A1 (en) 2009-04-01
JP2009542492A (ja) 2009-12-03
DE102006031326B4 (de) 2010-09-23
WO2008003721B1 (en) 2008-03-06
CA2655909A1 (en) 2008-01-10
CN101484289B (zh) 2012-12-19
BRPI0713997A2 (pt) 2012-11-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2449889C2 (ru) Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата
RU2438866C2 (ru) Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиакосмической отрасли, формовочный стержень для изготовления такого компонента и конструктивный компонент, полученный этим способом и/или посредством этого стержня
RU2445206C2 (ru) Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала с использованием формовочного стержня и формовочный стержень
RU2437762C2 (ru) Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала с использованием складного формовочного стержня и формовочный стержень
RU2437766C2 (ru) Способ изготовления конструктивного компонента из композиционного материала, армированного волокнами, предназначенного для аэрокосмического летательного аппарата, формовочный стержень для изготовления такого компонента и изделие, полученное этим способом и/или посредством этого стержня
AU2003200918B2 (en) A method for the manufacture of a component by composite fibre construction
DK2852493T3 (en) PUL-CORE PROCEDURE WITH PMI FOAMS
US10596772B2 (en) Production of a plurality of different fiber composite components for high volumes in a continuous process
EP3569391A1 (de) Verfahren und vorrichtung zum herstellen eines bauteils aus einem faserverbundwerkstoff
US20070261788A1 (en) Composite mandrel
EP0314353B1 (en) Method for manufacturing composite material
US20150174844A1 (en) Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and methods of making the same
CN110312613B (zh) 由纤维复合材料制造中空梁的方法以及由纤维复合材料制成的中空梁的应用
US9796142B2 (en) Method for manufacturing a part made of composite material for an aircraft structure by pultrusion and cocuring
WO2010083921A2 (en) A pre-form and a spar comprising a reinforcing structure
US8187517B2 (en) Use of a tool and a method for producing a surface member
US7547371B2 (en) Composite architectural column
EP1109657B2 (en) Method for producing closed composite structures and moulding apparatus to be used by the method
US8409387B2 (en) Process for producing components
WO2018008652A1 (ja) 複合材、引抜成形装置及び引抜成形方法
KR102077242B1 (ko) 마스트 성형용 멘드렐
US20060236649A1 (en) Architectural capital having an astragal formed thereon
JPH06335974A (ja) 中空引抜成形体の製造方法
JPH06134875A (ja) 繊維強化プラスチツク製中空柱体の製造方法
CN115230199A (zh) 一种整流罩及其制备方法

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160705